Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 119
Текст из файла (страница 119)
руюших КА оп может достичь величины 20 и более При этом виде спуска большое значение имеет прогноз времени существования спутника па последних витках '(1,»„), которое зависит от периода обращения, коэффициента торможения и предшествующей программы торможения. Зная величину о, и программу торможения, можно определить 1»хм по периоду с достаточной точностью.
В настоящее время основным способом перевода КА на траекторию спуска является способ сообщения тормозного импульса. Производится это следующим образом. Сначала осушествллется ориентация коргблл на орбите, т е осн корабля занимают определенное заданное положение в космическом пространстве. Затем в заранее рассчитанное времи включается тормозная двигательная установка (ТДУ) и двигатель работает определенное время, необходимое для измененил вектора скорое~и таким образом, чтобы перевести СА на траекторию полета к Земле (рис. 17.5).
Для проектировочных расчетов можно пренебречь длительностью участка торможения, т. с. предположить, что тормозной импульс прикладывается мсиовеино. Если в фиксированный момент времени известны требуемые условия влолз на условной границе атмосферы: 1' х — скорость; 0„ — угол наклона вектора скорости к плоскости местного горизонта; ㄠ— радиус-вектор из центра планеты; ы„ — аргумент широты, то этим самым определяются параметры переходного эллипса. При известных параметрах орбить.
(радиусе перигся г,, радиусе апогея г» и аргу. »тенте широты перигея и,) точка пересечения этой орбиты с переходным эллипсом определяет (см. рис, 17.5) момент включения тормозного двигателя тх» , величину и и направление Х вектора тормозной скорости, время спуска 1»ж дальность спуска 5,, от момента включения ТДУ до входа в атмосферу и угол разворота Лб»„х, по тапгажу, обеспечивающий ориентированный вход СА в атмосферу.
Формулы для расчета указав1ых величин, полученные из уравнений невозмущенного кеплеровского движения, имеют следующий вид [б)! 2Гагв Га+ гв с 1 р,= —; и, Га — Гв Га + Гв С! = Гвх! вх С05 звк 2!а . х' И!с! р — — — 1+ 15» !а И! Р! 1'вх х 1' вп 9„-.= — 1~1 — соззз ! ш .— - ш — 9 вх ' а' вх вх) Е,г,х == (рзе + р ет — 2рр!ее!сов (ша — ш„)) Х 2 2 х! — 1 Х ((ре1 вп ш, — р1е яп шв ) (Р1 — р) — (рехсоэ ы„— р!е со«ш„) Х Х ~ГГ рт (е! — 1) -1- р1 (ет — 1) -1- 2рр! [1 — ее! соз (вха — ~ш,) ~ ); Р1 — Р— (РЕ! Янш„— Р1Е ВП шв) ЯП ш„-л С05 9„ вП швых С05 швхл РЕ, Саз ш,', — Р,Е СО5 ша шв ах! евп9 „„ 1 Уе с05 Нвх„ )Гр ": )Г )ГГ = !Г )» 1 — ез .~~/из, рз) е Р и, —.
Ȅ— 1Г, и, =:.И вЂ” Ур, Š— еяп Е !Г созл.— —, т= л .=- —; и л а и, япЛ= —, и ) 1 — ее 1+ есозй е+ соз 9 соз Š—— ! + е соз 9 ав вх Вхл вх ахл «в Гв Ийраав = !Л вЂ” л) + ИН-1- Нвх + 05. где р — фокальный параметр; е — экспентриситет; а — большая полуось эллипса; с — постоянная интеграла площадей; И вЂ” постоянная интеграла энергии; д — истинная аномалия; И„, =-= ~хГГ1Г„„л + иа — 21"вали соз (Л вЂ” Н„,)ж 1'„л — и соз (Л вЂ” Нм л); и 51п (Л вЂ” Нвхл) и = — Н„а+ аГС !Н "вхл + 51П (Л вЂ” Нвхл). 1à — и соз (Л вЂ” Нвхл) 507 51П Е Ш вЂ” аРГУМЕНт ШИРОТЫ (5!Пш== ', 'ЗДЕСЬ ф — ГЕОГРафИЧЕСКаЯ ШИРОта, 1 — пав!Па клонение орбиты); Š— эксцентрическая аномалия; л — средняя угловая скорость движения КА по орбите; т — время, отсчитываемое от момента прохождения перицентра, Индексы «!» и «'» относятся к параметрам переходного эллипса. Можно решить также и обратную задачу — определить условия входа в атмо- сфеРУ У х, О»х, Гвх, швш т„ пРи известном моменте включениЯ тоРмоэного ДвигателЯ тш„, величине и и направлении Л вектора тормозной скорости.
Предполагаются известными также параметры орбиты в момент включения ТДУ: скорость У,вл, угол наклона вектоРа скоРости к плоскости местного гоРизонта Овал, РаДГУс из ЦентРа планеты Г„,. аргумент широты ы„л. Скорость КА после окончания работы ТДУ ()Г,х,) и угол наклона к местному 1оРизоитУ (Н„хл) опРсделаютсЯ из следУющих соотношений: ПаРаметРы входа Улю Олю ылл опРеделпютси пРн фиксиРованном г„„: 1" Е!Гэ» Э!П Ээ» )гэх = 1, 2 — — —; З,„=- агс!8 мвх ллп + Эпх! тэх Гвх лз! Р! = твкл+ дг. 2 Гпкл лкл экл Здесь а! = ', К„л = е! = )/(1 — Кэкл)т+Кэкл(2 — Кэ„л) з!пэ З,к, Р! = — а! (1 — е!); т — — ! Р! г вх соз Э„х = е! Квкл созе Эп„— 1 соэ Ээкл е! ! ДГ = — [(Е,„— е! э!п Е,„) — (Е„,— е,з!пЕ,кл)1; 'лп = мвк! Элкл ' Евх /! — г Элх гя — =1л — !я —.
2 Э' 1+е 2 17.5. АТМОСйэЕРНЫИ УЧАСТОК СПУСКА После прохождения внеатмосферного участка КА нходит в плотные слои атк сферы. Системы дифференциальных уравнений (!7. 6), (!7. 9) представляют собой полные системы уравнений, описывающие спуск аппаратов в атмосфере. Для проведения качественных исследований с целью выявления основных закономерностей целесообразно пользоваться систеллой уравнений, записанных при некоторых допущениях; — спуск аппарата происходит под действием только силы веса 0 н аэродинамической силы Йл, — Земля (или планета, на которую происходит спуск) — влзр радиусом г„л; — поле тяготения центральное; — движение аппарата вокруг центра масс не рассматривается; — рассматривается плоское движение.
При сделанных упрощающих предположениях система уравнений записывается в следующем виде: ии ! 9!Гэ — пкио . — — а э!п 6; 2 l~" Е 'У и ° Куэ — + ( — — — ) соз э; (, г Гпл У э!о 0; — = )г — '' соз 6; иг (!7.!1) г -Зо)гэ Е= — —; пл= . =эха! гэ' " 20 аэ59)лэ — г э пэ = 26 =Каху; и =-эл и +л. 508 Из системы (17. 11) видно, что оказывать влияние на траекторию снижения СА в атмосфере принципиально возможно изменением только двух параметров: качества спускаемого аппарата К н баллистического параметра а,.
В этом случае к основной системе уравнений необходимо добавить уравнения управления и осуществить совместное решение полученной системы. Под уравнением управления понимается аяалитическая запись некоторого закона изменения баллистического параметра илн качества аппарата на траектории спуска. В зависимости от величины качества различают несколько режимов спуска и соответственно несколько типов СА. Спуск без участия подъемных снл, когда качество аппарата К=О, назывзется баллистическим, а аппараты, на которых реализуется такой спуск, — аппаратами баллистического спуска. п В а -г -г -з гм, гэпд Рис.
17. 6. Зависимость максимальной перегрузки и „ от угла входа В„ при спуске с орбиты ИСЗ 17.5.1. Номинальные траектории спуска с орбиты ИСЗ Наиболее распространенным является класс простейших номинальных траекторий с постоянным значением качества. В зависимости от реальных начальных условий входа в атмосферу может быть установлено такое значение качества, которое обеспечввает попадание КА в заданный район (естественно, в пределах зоны маневра).
При спуске с орбиты ИСЗ значение качества 0,15 вполне достаточно для существенного 509 Спуск при участии подъемных сил, когда Кзыл, называется планирующим. Среди режимов планирующего спуска выделяют еше режим скользящего спуска: 0<К<0,5-+.0,7. Понятие скользящего спуска возникло в связи с появлением особого класса космических аппаратов, отличающихся большими значениями коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления и сравнительно малым качеством.
Аппараты этого класса, радикально отличающиеся от привычных самолетных форм, принято называть аппаратами скользящего спуска. Аппараты, позволяющие получать качество более 0,7 — 1, называются аппаратами планирующего спуска. Баллистический спуск является простейп.им видом спуска, наиболее просто реализуемым. Он применялся для спуска аппаратов шзровып форм («Восток») и сегментально-конических («Союз», «Лжеминай»). При этом на участке снижения в атмосфере не требуется применения специальных сложных систем управления СА.
Баллистический " «» г„=зюга„гуп спуск наиболее надежен по сравнению со всеми а ааггш„гуп У другими видами спуска !3 -" — а =р рсгмгрп Если принять, что максимально допустимой для космонавта перегрузкой является п „„=!0-: — у»».тз«м)г г К=п !1, то при баллистическом спуске с орбиты ИСЗ гг Диапазон возможных Углов лежит в пйеДелах от Укыгалмус В„=О до В„.= — 2,5' —: — 3' (рис. 17. 5+-17. 8); прн возвращении с параболической скоростью диапззон допустимых углов входа существенно сокращается и лежит в пределах от В„= — 4,5' до 9„= — 5' для СА с и =00002 м»1Н (рис. 17. 9, 17.10).
При гиперболических скоростях входа баллистический спуск СА с человеком на борту прак- и тически невозможен Наряду с тяжелым перегрузочным режимом баллистический спуск характеризуется достаточно тяжелым тепловым режимом. Так, при спуске СА с орбиты ИСЗ максимальные температуры на поверхности СА достигают 2500 — 3000'С, а суммарные тепловые потоки 50 †!50 тыс. ккал/м'. С уве. личением скорости у»» тепловые потоки н максимальные температуры значительно увеличиваются, причем в тепловом балансе резко возрастает роль лучистых тепловых потоков: К««= 11 км!с; Тпгма =3300 †: 3500' С; Оз=230 †: 250 тыс, ккал!м', У,»= !3 км/с; Тк †4000 †. 42СО' С; Ох=330 †: 350 тыс.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
